电刷镀铬工艺研究（上）

电刷镀硬铬镀层具有硬度高、耐磨性好、摩擦系数低的优点，在工业上应用非常广泛。它电流效率高、沉积快、操作方便简单，克服了槽镀的缺点，尤其在机械零部件修复和表面强化已获得了广泛的应用。采用合金钢材料基体，利用显微硬度计、拉伸试验机等工具，不但对铬刷镀镀液的组成配方进行了探索，力求获得最佳配比，而且采用正交试验的方法对各种工艺参数如刷镀电压、刷镀温度等进行了大胆的尝试，取得了有利的数据。在性能方面进行了硬度、耐磨性、抗氧化性、抗拉强度等试验，并对某些结论的形成机理给予了初步的探讨。     

激光选区熔化成形点阵结构应用研究

点阵结构因内部孔隙率可设计,比强度、比刚度高,具有良好的减重效果,适用于结构轻量化设计。近年来,随着激光选区熔化成形技术的发展,点阵结构逐渐被应用到国内外航空航天领域。但激光熔化成形的点阵结构与传统点阵结构有较大区别,模型数据量极大、内部拓扑空间复杂,在设计过程中面临点阵结构标准化定义、模型信息传递、力学性能分析、内部质量检验等方面的挑战。通过对舱门点阵结构的应用研究,对上述挑战和问题进行了研究,为点阵零件设计提供了参考经验。     

开孔壁蜂窝器整流特性实验研究

蜂窝器是安装在风洞稳定段中用来提高风洞试验段气流均匀性、降低气流偏角及湍流度的重要整流装置。普通的实壁蜂窝器需要通过提高蜂窝器单元的长径比来达到提升整流特性的目的,但同时带来了损失系数增加等问题。设计了一种在蜂窝单元壁面开孔的蜂窝器,通过蜂窝器壁面上的开孔,实现了蜂窝器单元之间的旋涡和压力的传递,可以有效地提高蜂窝器的整流效果。在0.55m×0.4m低噪声航空声学风洞闭口试验段中,在不同来流速度条件下,使用热线风速仪对普通蜂窝器和开孔壁蜂窝器下游的速度及湍流度分布特性进行了试验研究。实验结果表明,与普通的实壁蜂窝器相比,开孔率为50%的开孔壁蜂窝器下游的湍流度可降低13.8%,蜂窝器下游的速度分布得到了改善,局部气流偏角也明显减小。在风洞设计中,使用优化后的开孔壁蜂窝器可以减少阻尼网的层数或收缩段的收缩比,从而降低风洞的运行能耗,并减少风洞的建设费用。     

加速度计电路组件自动测试系统研制

某型号加速度计电路组件自动测试系统可实现电路组件A测试、电路组件B测试及AB联测。本文介绍了该测试系统的测试原理、结构组成、硬件设计及软件设计。运用多功能数据采集卡的A/D功能实现了对多个电路组件进行同时测试;运用其D/A输出加分压电路完成了对电路组件A输入电压的闭环动态调节,以实现对电路组件A进行增益测试。采用VC＋＋6.0完成了测试软件的开发。     

油盘火热释放率影响细水雾灭火特性试验

为了研究细水雾针对不同热释放率条件下的灭火特性及规律,采用7种不同尺寸油盘火模型和正庚烷燃料,在4.6m×3.2m×4m的空间内,进行了单喷头和四喷头灭火试验,试验过程中采用热电偶树和气体分析仪对火焰温度及火场氧浓度进行了测量,得到了不同热释放率条件下的细水雾灭火特性规律和灭火过程中火场温度场的变化规律,为细水雾灭火系统设计、检验标准制定及细水雾灭火产品开发提供了相应的试验依据.      

连续式跨声速风洞大开角段整流装置设计数值模拟

采用阻尼网对大开角段内的气流分离进行控制,并合理设置其参数,是工程上有效的方法之一。为验证阻尼网工程设计方法的可靠性,以0.6m连续式跨声速风洞为背景,通过数值模拟,对工程设计方法的初步结果进行了验证,并在此基础上结合大开角段布置环境对阻尼网参数进行了优化。由计算结果知,采用方案3-4(两层阻尼网损失系数分别为1.6和1.0)时,大开角段出口截面的速度均方根偏差值(RMS)为14.5%;考虑布置环境影响,调整两层阻尼网损失系数至0.8和1.0时,RMS值为16.2%。研究结果表明,阻尼网工程设计方法结合数值模拟可以有效地应用于大开角段整流装置的设计,达到了抑制大开角段内气流分离,降低压力损失,提高出口速度均匀性的设计目标。     

连续式跨声速风洞试验段降噪技术

利用中国空气动力研究与发展中心（CARDC） 0.6 m连续式跨声速风洞试验平台,分析了试验段噪声源产生及回路传播的机理,对压缩机尾罩和第四拐角段进行声学处理以降低来流噪声,并采用风洞二喉道节流状态运行抑制试验段下游噪声的前传,有效屏蔽了回路噪声对试验段的影响。据此开展了试验段不同通气壁型式、不同设计参数的主动降噪方案优化设计及其对比试验研究,获取了较优的试验段壁板设计方案,最终实现了风洞试验段气流压力脉动系数低于0.8%的噪声设计指标要求。      

引射器混合室优化技术初步研究

混合室优化设计对超声速引射器引射性能的提高具有非常重要的作用。介绍了常温空气介质情况下引射器混合室不同设计参数试验件的数值模拟和实验研究结果;针对单喷嘴和多喷嘴引射器混合室收缩段长度、平直段长度及平直段截面直径等参数对引射器性能的影响作了对比分析。初步研究表明：多喷嘴引射器引射性能优于单喷嘴引射器,但多喷嘴引射器启动性能低于单喷嘴引射器;在引射器能正常启动的前提下,平直段直径越小,引射器性能更优;收缩段长度主要影响主、被动气流的混合效果,平直段长度主要影响引射器的启动性能,因此对混合室收缩段和平直段长度尺寸的设计需要根据引射器型式（单喷嘴或多喷嘴）合理确定。     

基于日地月信息的航天器全弧段自主容积卡尔曼滤波导航

高精度全弧段航天器自主导航是航天应用技术的发展方向,是实现航天器在轨任务执行的前提和基础。文章对仅利用日、地、月等天文信息进行航天器全弧段自主导航方法进行了研究。首先,以航天器轨道动力学方程和航天器与日地月之间的夹角信息及地心距作为自主导航系统的状态模型和观测模型,构建了非线性导航系统模型。其次,给出了全弧段自主导航算法,在日月可见弧段采用非线性容积卡尔曼滤波实现航天器自主导航,在星蚀时段利用航天器轨道动力学模型进行高精度轨道预报。最后,给出了数值仿真算例。结果表明,基于日地月天文信息的航天器全弧段自主导航精度保持在2km以内,能够满足其自主导航的要求。